舰载飞机着舰撞击载荷实测技术研究

针对国内飞机起落架载荷测量中普遍存在的静标动测问题,从理论和机理上分析了静标定的应变法实测动态载荷存在问题的原因。同时,考虑到舰载飞机因定点着舰方式遭受严重的动态载荷,重点研究了舰载飞机着舰撞击载荷的静标动测问题。通过动态落震试验模拟飞机着舰过程,根据测力平台的实测载荷分析,获取了应变法实测载荷精度受动态影响的程度,提出一种改进的惯性修正方法,即:通过落震试验数据辨识质量矩阵,通过辨识的质量矩阵和实测加速度修正应变法的实测载荷。试验结果表明,改进的惯性修正方法进一步提高了垂向载荷的测量精度,显著提高了航向和侧向载荷的实测精度。

基于飞行实测载荷的副翼操纵导数识别

某型飞机横向操纵时副翼和扰流板会耦合偏转实现飞机的滚转运动,现有气动力参数辨识方法无法单独识别出副翼和扰流板的操纵导数。基于飞机控制律设计逻辑和滚转运动时结构的受载特点,提出一种基于飞行实测载荷的副翼操纵导数识别方法。通过实测机动飞行中机翼各测载剖面的结构载荷并结合剖面外结构质量与加速度分布,提出了机动飞行中机翼气动载荷的测量方法;结合飞机横向操纵瞬时滚转力矩平衡方程和操纵面偏转逻辑,推导了滚转改出时副翼操纵导数识别过程,提出了基于机翼实测载荷的副翼操纵导数识别方法;基于前述方法开展了副翼操纵导数识别,并分析了不同马赫数对副翼操纵导数的影响。研究表明,基于飞行实测载荷能够进行副翼操纵导数识别,而且同一马赫数下副翼操纵导数识别结果集中度较好,随着马赫数的增加,副翼操纵效能将会降低。飞行载荷实测结果可用于气动参数辨识工作中。

飞机最大瞬时盘旋角速度试飞技术

最大瞬时盘旋角速度是衡量战斗机空战优势的一项重要考核指标,反映了在近距空战中驾驶员获得首次指向目标的能力。文章针对飞机最大瞬时盘旋角速度试飞技术,详细分析了国军标要求、基础理论,明确了飞机最大瞬时盘旋角速度试飞方法及试飞风险等内容,能够为飞机最大瞬时盘旋角速度试飞提供技术支持。

考虑温度影响的复合材料结构载荷测量方法

针对温度环境会影响应变法测量复合材料结构载荷精度的问题,提出了一种考虑温度影响的复合材料结构载荷测量方法。以某型飞机碳纤维复合材料平尾盒段结构剪力测量为例,首先,设计并完成了不同温度环境下的载荷校准试验;其次,采用多元线性回归法建立了常温下的复合材料结构载荷测量模型,并在不同温度条件下进行了载荷模型检验;最后,考虑温度影响对常温下的载荷模型进行了修正与验证。结果表明,文中方法具有可行性和较高的准确性。

复杂力热载荷下推力室内壁失效机理研究

大推力氢氧火箭发动机在经过多次试车后,推力室内壁会产生不同程度的裂纹,严重影响发动机的工作可靠性。为了分析复杂力热载荷下推力室内壁的失效机理,本文根据发动机实际工作过程涉及预冷-工作-后冷-松弛四个阶段,分别计算了经过单次和多次工作循环的内壁应力应变情况,并针对试车分解后的内壁材料进行断貌分析和金相检查。仿真与材料分析结果表明:内壁面的失效机理为疲劳和棘轮共同作用下导致通道中心点处残余拉应变不断累积,不断向外鼓起,而内壁材料在高温下会出现晶粒粗化和再结晶现象,导致材料性能出现不可逆的下降,加速了结构失效,最终产生裂纹。

飞机载荷校准试验主动约束技术

在研究以往飞机载荷校准试验支持和约束方式的基础上,结合某型飞机结构特点,提出一种载荷校准主动约束方法。对主动约束方法和传统的起落架方法飞机载荷校准进行受力分析,建立了2种约束方法的理论模型;设计2种约束方法的机翼载荷校准对比试验,并提出主动约束载荷校准试验实施流程;结合某型飞机机翼载荷校准试验和飞行试验对主动约束方法进行了验证。结果表明:与传统的起落架约束方法相比,主动约束方法能有效解决有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量难题,并将机翼载荷校准试验量级提高41%,机翼载荷模型误差可控制在3%以内。

某型直升机动力装置起动特性试飞研究

军用直升机动力装置在高原、高温、低温及雨、雪、结冰等恶劣环境下稳定、高效的地面起动特性是一项重要的战术技术指标,也是直升机鉴定试飞中的重要考核内容之一。本文以某型涡轴发动机试飞鉴定试验为平台,设计了完整的直升机动力装置起动试飞鉴定方案,进行了不同工况下的试验研究。结果表明,该起动试飞方案合理可行,能够最大程度贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求。在高温环境下,发动机燃油流量随转速的增加趋势相对较慢,反之,低温环境下增加趋势相对较快,发动机的加速性相较于高温环境要快。当排气温度T45增加到某一限制值时,燃油流量突然降低以降低发动机排气温度。起动电机的带转时间与最大起动电流有关,起动电流越大,带转时间越少,发动机起动越快。本文的研究结果为后续涡轴发动机装机状态下的起动科目试验评估提供了技术支撑。

基于试验设计的涡轴发动机性能试飞研究

涡轴发动机的装机性能是一项重要的技术指标,也是直升机鉴定试飞中重要的考核内容之一。本文通过发动机配装直升机后的气动力学分析,采用结构化试验机理构建了基于试验设计的涡轴发动机装机性能预测评估模型,并进行了模型的修正和性能评估飞行试验研究。研究结果表明:所建立的发动机安装性能预测模型计算结果与飞行试验测试数据的误差不大于5%,结果吻合良好,能够满足对该型发动机装机后的性能试飞鉴定要求;该模型可以预测出不同飞行工况下的发动机性能数据,为飞行手册的完善提供了数据支撑,同时也避免了传统计算方法所带来的进气道损失、引气及功率提取、动力涡轮转速为定值等“不相似”因素的影响;研究结果为后续涡轴发动机装机状态下的性能试验评估提供了技术支撑。

基于有限元分析的飞机挡水板强度验证飞行试验方法

为防止过量溅水进入发动机进气道,ARJ21-700飞机通过在主起落架机轮间加装挡水板,以有效提升雨雪等复杂天气情况下的运营能力。针对挡水板强度验证飞行试验中存在的难点——如何准确选取应变传感器改装位置和合理设计试验点,首先通过分析机轮溅水机理,建立了溅水载荷模型;其次借助有限元分析手段确定了挡水板的应力分布并完成了强度校核;然后根据有限元分析结果完成了应变传感器改装位置选取和试验点设计;最后通过飞行试验完成强度验证。结果表明:挡水板的加装可有效改变溅水形态;有限元分析与飞行试验结果吻合良好,可为其它类似复杂不规则结构提供有益参考和借鉴;挡水板安全裕度足够,并且有较大的减重空间,须进一步优化设计。

人工神经网络在飞机下沉速度控制中的应用

下沉速度是指飞机着陆接地时刻其重心的垂向速度,它直接关系到飞机起落装置在接地时所受到的载荷大小。在考核飞机起落架强度、刚度的着陆试验中,国军标对飞机的下沉速度有具体的要求,但在实际操作中,由于各种外部因素的干扰,飞行员很难利用现有的手段精准操纵飞机达到标准要求的下沉速度。本文通过合理分析,选取了几个影响陆基飞机下降速度的飞行参数,并将这些参数的实测飞行数据作为MATLAB人工神经网络模型的输入与输出,得到了较好的预测结果,探索了控制陆基飞机下沉速度的新思路与新方法。

基于飞机探测的陕西及周边地区结冰云层微物理特征分析

2021年,在陕西及周边地区利用国王350飞机开展了21次自然结冰资源探测试验,通过对CCP机载探测数据的研究,分析了结冰云层的微物理特征,并对运输类飞机适航标准CCAR-25部附录C包线的符合性进行了评估。结果表明:2021年自然结冰资源探测试验期间,在结冰云层内部,90%的液态水含量(liquid water content,LWC)小于0.15 g/m^(3),约一半的结冰遭遇样本LWC低于0.07 g/m^(3);中值体积直径(median volume diameter,MVD)约85%的样本落在10~25µm范围内,LWC大于0.2 g/m^(3)的样本主要出现在MVD为18~22µm之间;环境温度(outside air temperature,OAT)最常出现在-6~-4℃范围内,占结冰总暴露距离的47%。同时,在-10~0℃范围内的结冰遭遇样本中,97.3%的样本附录C包线符合性低于40%,在-20~-10℃范围内的结冰遭遇样本中,91.7%的样本附录C包线符合性低于40%。虽然陕西及周边地区具备一定条件的结冰气象环境,可满足试验机在结冰云层内进行盘旋飞行,以保证获得足够的结冰飞行时间或结冰厚度,但与CCAR-25部附录C规定的连续最大结冰包线还有差距。如果要覆盖全年的结冰气象条件,则CCAR-25部附录C温度与海拔高度的包线还需要考虑夏季、秋季的数据做进一步优化。

基于聚类原理的涡扇发动机飞行剖面逐步分类方法

提出了一种针对涡扇发动机飞行剖面分类方法。该方法以某发动机的87个飞行实测起落数据为输入,选择反映涡扇发动机工作特性的飞行高度、马赫数和转速3个参数作为飞行剖面类别的判别依据,通过提取3个参数的特征值,基于聚类原理,运用逐步分类和散点图方法,将发动机的飞行剖面分成6类。与其他飞行剖面分类法相比,该方法选用的参数更全面,运用图形的方式更直观,考虑参数特征值的离散程度实现了降维,使分类具有可操作性。

直升机异常振动分析

对直升机振动过大的原因进行分析,通过频谱分析法找到引起直升机振动过大的特征频率,对特征频率进行分析和判断,通过试验验证最终确定引起直升机振动过大的原因:是由飞行控制系统介入引起的直升机强迫振荡问题。并进一步提出改进措施,最终使得直升机振动水平大大降低。

基于FPGA+DSP架构的直升机振动监视系统设计开发

直升机发动机和传动系统是直升机的关键部件,其工作的可靠性直接关系到直升机的飞行安全。因此,对直升机动力装置和传动系统进行振动实时监视是保障直升机飞行安全的重要手段。本文采用FPGA+DSP架构理念,设计开发了直升机振动实时监视系统。通过装机试验,采集直升机关键部位振动结果,其与事后数据分析结果相吻合,解决了在飞行中高采样率振动数据实时监视的难题,有力地保障了直升机飞行安全。本研究结果为后续型号飞行高频数据的实时采集、处理及安全监控提供了技术支撑。

直升机旋翼三维动态变形测量与可视化分析

针对直升机旋翼动载荷飞行试验测试需求,提出一种直升机旋翼三维动态变形测量与可视化分析方法。首先,根据直升机旋翼的结构特点和高速旋转特性,设计了以一组双目高清摄像头为核心的旋翼动态变形影像测量与监控及分析系统;其次,基于双目立体视觉测量理论,论述了测量系统标定、实时单点变形测量、散斑影像匹配、旋翼表面三维重建与三维动态变形可视化分析原理/方法;最后,在地面进行了模拟实测环境的仿真试验,实现了试验系统搭建、试验数据采集、处理与分析。试验结果证明,该方法可获得最大误差优于4 mm的定位测量精度,能很好地实现直升机旋翼三维动态变形测量,为飞行试验旋翼载荷测试数据分析等提供直观、可靠的数据与技术支撑。

极端气候下民机机构的典型失效模式

开展极端气候条件下的民机机构典型故障/失效模式研究,为国产民机极端气候条件下的结构分析以及试验验证研究奠定基础,并为极端气候条件下的国产民机适航取证工作提供支持。

基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性试飞技术

为防止飞机意外进入大迎角失速尾旋状态,现代电传飞机通常采用左边界保护控制策略。但在使用中,仍然难以避免由于飞行速度超出左边界后“掉入”大迎角状态的现象。为全面评估飞机的左边界飞行安全,必须通过试飞验证飞机大迎角偏离敏感性。采用传统的平飞失速和收敛转弯等试飞方法,难以解决飞机超出左边界后“掉入”大迎角状态后的偏离敏感性评估问题。针对某型飞机迎角限制和抗尾旋控制律的特点,提出了基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性评估方法,采用飞行仿真技术开发了大迎角偏离敏感性试飞动作,建立了在迎角限制和抗尾旋控制律的综合作用下飞机大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度的评估程序,并且在某型飞机上进行了应用和验证,全面评估了某型飞机的大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度,为该型机的左边界飞行安全提供了有效的支持。

复合材料平尾盒段校准载荷加载技术研究

某型飞机复合材料平尾盒段载荷校准试验校准载荷远小于试验加载装置的载荷输出能力,严重影响试验安全及加载精度。针对该问题首先分析了加载装置载荷输出能力和加载精度影响因素,并提出限制加载装置载荷输出能力及提高加载精度的方法;基于复合材料平尾盒段载荷量级较小的特点,形成了一种基于小量级校准载荷的加载技术,通过在地面调试台架对该项技术进行验证,最后该项技术成功应用于某型飞机复合材料平尾盒段载荷校准试验,也可为其他类似问题的试验加载提供参考。

基于流场显示技术的冰污染平尾失速试飞技术

飞机结冰后的平尾失速(冰污染平尾失速)问题严重威胁着飞行安全。为深入研究飞机结冰后的平尾失速敏感性、建立优化的试飞状态矩阵,国内首次将流场显示技术应用于某型飞机带模拟冰型条件下的平尾失速敏感性验证试飞中。基于试飞中的流场特性和载荷响应,研究了试验飞机的平尾失速特性及失速裕度,对比分析了不同冰型、不同襟翼偏度、不同重心状态下飞机的平尾失速特性,建立了优化的试飞状态矩阵。结果表明:利用流场显示技术可以直观、有效地判断飞机结冰后的平尾失速敏感性以及临界试飞状态,对飞机气动设计的优化及试飞效率的提高具有重要意义。

变压心飞行载荷校准试验方法研究

校准试验是应变电桥法测量飞行载荷的关键环节。为模拟真实飞行时气动载荷压心随飞机机动而连续变化的特性,提出一种可变压心的载荷校准试验方法,对全机平衡和约束载荷进行计算分析,利用多点协调加载系统应用于某型飞机的机翼载荷校准试验。使用变压心加载工况对载荷模型进行验证,明确压心变化引起的误差,通过调整建模工况的压心分布对模型进行优化,机翼根剖面弯矩载荷模型适用范围为17%~90%,模型精度由5.54%提高到2.36%。优化后的载荷模型测得的纵向机动飞行载荷左、右机翼对称,压心变化在验证范围内,测量结果合理可靠。